WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 5.05 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx08s176-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx08s176-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.1143 0.14202 0.13645 -0.0833 0.7492 0.0645
-13.000 -0.1195 0.14072 0.13520 -0.0865 0.7480 0.0649
-12.750 -0.1216 0.13875 0.13329 -0.0893 0.7467 0.0651
-12.500 -0.0774 0.12949 0.12397 -0.0856 0.7442 0.0694
-12.250 -0.0689 0.12663 0.12111 -0.0868 0.7426 0.0716
-12.000 -0.0635 0.12382 0.11833 -0.0883 0.7410 0.0744
-11.750 -0.0622 0.12139 0.11593 -0.0903 0.7395 0.0770
-11.500 -0.0720 0.12004 0.11464 -0.0937 0.7382 0.0787
-11.250 -0.0852 0.11862 0.11330 -0.0976 0.7370 0.0793
-11.000 -0.0685 0.11299 0.10766 -0.0971 0.7354 0.0806
-10.750 -0.0440 0.10914 0.10370 -0.0952 0.7337 0.0839
-10.500 -0.0364 0.10638 0.10098 -0.0962 0.7324 0.0867
-10.250 -0.0349 0.10369 0.09835 -0.0979 0.7313 0.0905
-10.000 -0.0444 0.10153 0.09630 -0.1013 0.7303 0.0932
-9.750 -0.0675 0.09941 0.09431 -0.1068 0.7295 0.0942
-9.500 -0.0367 0.09468 0.08956 -0.1035 0.7279 0.0972
-9.250 -0.0239 0.09231 0.08720 -0.1031 0.7264 0.1027
-9.000 -0.0378 0.08965 0.08463 -0.1067 0.7251 0.1077
-8.750 -0.0619 0.08643 0.08152 -0.1120 0.7239 0.1087
-8.500 -0.0290 0.08361 0.07866 -0.1075 0.7222 0.1150
-8.250 -0.0322 0.08087 0.07597 -0.1092 0.7210 0.1194
-8.000 -0.0592 0.07812 0.07327 -0.1120 0.7202 0.1223
-7.750 -0.0951 0.07731 0.07240 -0.1117 0.7196 0.1236
-7.500 -0.0737 0.07337 0.06854 -0.1109 0.7185 0.1288
-7.250 -0.0750 0.07169 0.06690 -0.1104 0.7176 0.1340
-7.000 -0.1192 0.07300 0.06788 -0.1090 0.7167 0.1395
-6.750 -0.0927 0.06821 0.06342 -0.1089 0.7149 0.1444
-6.500 -0.0978 0.06743 0.06258 -0.1076 0.7136 0.1523
-6.250 -0.1032 0.06578 0.06093 -0.1060 0.7129 0.1591
-6.000 -0.1258 0.06779 0.06259 -0.1030 0.7128 0.1710
-5.750 -0.1138 0.06447 0.05960 -0.1017 0.7116 0.1753
-5.500 -0.4380 0.09488 0.09146 -0.0575 0.8621 0.1020
-5.000 -0.2064 0.06947 0.06474 -0.0851 0.7213 0.1749
-4.750 -0.1839 0.06703 0.06219 -0.0855 0.7195 0.1954
-4.000 -0.3826 0.07838 0.07376 -0.0586 0.8125 0.1569
-3.750 -0.3572 0.07598 0.07129 -0.0600 0.8094 0.1736
-3.500 -0.3549 0.07423 0.06941 -0.0577 0.7978 0.1886
-3.250 -0.3271 0.07240 0.06759 -0.0589 0.7945 0.2120
-2.500 -0.2396 0.06246 0.05520 -0.0581 0.7716 0.0988
-2.250 -0.2030 0.06056 0.05270 -0.0584 0.7665 0.0858
-2.000 -0.1820 0.05986 0.05163 -0.0575 0.7601 0.0846
-1.750 -0.1559 0.05921 0.05072 -0.0574 0.7521 0.0864
-1.500 -0.1145 0.05920 0.05034 -0.0590 0.7494 0.0860
-1.250 -0.1097 0.05852 0.04953 -0.0561 0.7376 0.0867
-1.000 -0.0693 0.05906 0.04988 -0.0577 0.7345 0.0908
-0.750 -0.0660 0.05884 0.04952 -0.0548 0.7228 0.0939
-0.500 -0.0284 0.05907 0.04986 -0.0562 0.7197 0.1003
-0.250 -0.0263 0.05886 0.04965 -0.0534 0.7082 0.1040
0.000 0.0085 0.05943 0.05029 -0.0544 0.7050 0.1184
0.250 0.0107 0.05938 0.05029 -0.0518 0.6940 0.1321
0.500 0.0358 0.05770 0.05077 -0.0518 0.6907 0.5729
0.750 0.1488 0.06248 0.05602 -0.0611 0.6887 1.0000
1.000 0.1274 0.06198 0.05547 -0.0550 0.6760 1.0000
1.250 0.1626 0.06385 0.05708 -0.0562 0.6737 1.0000
1.500 0.1397 0.06336 0.05655 -0.0500 0.6612 1.0000
1.750 0.1757 0.06523 0.05820 -0.0512 0.6587 1.0000
2.000 0.1528 0.06480 0.05773 -0.0453 0.6465 1.0000
2.250 0.1875 0.06661 0.05935 -0.0463 0.6440 1.0000
2.500 0.1634 0.06640 0.05911 -0.0408 0.6327 1.0000
2.750 0.1941 0.06801 0.06055 -0.0415 0.6298 1.0000
3.000 0.1786 0.06847 0.06099 -0.0378 0.6201 1.0000
3.250 0.2063 0.06985 0.06222 -0.0383 0.6161 1.0000
3.500 0.2462 0.07214 0.06436 -0.0401 0.6141 1.0000
3.750 0.2229 0.07219 0.06442 -0.0365 0.6033 1.0000
4.000 0.2545 0.07396 0.06606 -0.0376 0.6005 1.0000
4.250 0.2923 0.07649 0.06848 -0.0394 0.5991 1.0000
4.500 0.2621 0.07651 0.06853 -0.0357 0.5891 1.0000
4.750 0.2922 0.07825 0.07017 -0.0368 0.5860 1.0000
5.000 0.3314 0.08082 0.07265 -0.0387 0.5844 1.0000
5.250 0.3019 0.08117 0.07304 -0.0356 0.5757 1.0000
5.500 0.3252 0.08283 0.07464 -0.0363 0.5724 1.0000
5.750 0.3549 0.08495 0.07670 -0.0375 0.5705 1.0000
6.000 0.3885 0.08778 0.07947 -0.0391 0.5693 1.0000
6.250 0.3581 0.08786 0.07959 -0.0363 0.5603 1.0000
6.500 0.3815 0.08967 0.08137 -0.0370 0.5574 1.0000
6.750 0.4107 0.09195 0.08362 -0.0382 0.5556 1.0000
7.000 0.4422 0.09492 0.08656 -0.0398 0.5546 1.0000
7.250 0.4114 0.09506 0.08675 -0.0373 0.5463 1.0000
7.500 0.4339 0.09690 0.08858 -0.0381 0.5431 1.0000
7.750 0.4619 0.09926 0.09093 -0.0392 0.5413 1.0000
8.000 0.4839 0.10210 0.09378 -0.0402 0.5398 1.0000
8.250 0.4649 0.10260 0.09432 -0.0388 0.5317 1.0000
8.500 0.4872 0.10456 0.09630 -0.0396 0.5286 1.0000
8.750 0.5176 0.10716 0.09890 -0.0408 0.5267 1.0000
9.000 0.5041 0.10872 0.10051 -0.0401 0.5215 1.0000
9.250 0.5194 0.11047 0.10229 -0.0406 0.5163 1.0000
9.500 0.5464 0.11271 0.10457 -0.0417 0.5135 1.0000
9.750 0.5823 0.11610 0.10799 -0.0433 0.5119 1.0000
10.000 0.5547 0.11672 0.10867 -0.0422 0.5039 1.0000
10.250 0.5785 0.11883 0.11082 -0.0430 0.5002 1.0000
10.500 0.6137 0.12203 0.11409 -0.0445 0.4983 1.0000
10.750 0.5917 0.12313 0.11525 -0.0439 0.4902 1.0000
11.000 0.6147 0.12529 0.11747 -0.0448 0.4864 1.0000
11.250 0.6497 0.12859 0.12083 -0.0462 0.4844 1.0000
11.500 0.6292 0.12971 0.12201 -0.0460 0.4755 1.0000
11.750 0.6542 0.13206 0.12445 -0.0469 0.4720 1.0000
12.000 0.6544 0.13468 0.12714 -0.0476 0.4675 1.0000
12.250 0.6676 0.13647 0.12901 -0.0483 0.4601 1.0000
12.500 0.6972 0.13923 0.13187 -0.0493 0.4573 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)